RU2654235C1 - Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации - Google Patents
Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2654235C1 RU2654235C1 RU2017122557A RU2017122557A RU2654235C1 RU 2654235 C1 RU2654235 C1 RU 2654235C1 RU 2017122557 A RU2017122557 A RU 2017122557A RU 2017122557 A RU2017122557 A RU 2017122557A RU 2654235 C1 RU2654235 C1 RU 2654235C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- tanks
- propane
- gasification
- fuel
- Prior art date
Links
- 238000002309 gasification Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 23
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 title claims abstract description 19
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 10
- ATUOYWHBWRKTHZ-UHFFFAOYSA-N Propane Chemical compound CCC ATUOYWHBWRKTHZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 49
- 239000001294 propane Substances 0.000 claims abstract description 25
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 23
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 20
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims abstract description 19
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 16
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000007792 gaseous phase Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 8
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 claims description 6
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 claims description 6
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 17
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 10
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 10
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 9
- RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 1,1-Dimethyhydrazine Chemical compound CN(C)N RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 8
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 6
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 4
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 4
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 4
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 3
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 3
- 238000009834 vaporization Methods 0.000 description 3
- 230000008016 vaporization Effects 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N Nitric acid Chemical compound O[N+]([O-])=O GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 2
- 229910017604 nitric acid Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000002730 additional effect Effects 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 229940057995 liquid paraffin Drugs 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000006386 neutralization reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003472 neutralizing effect Effects 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012071 phase Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/02—Tanks
- B64D37/14—Filling or emptying
- B64D37/20—Emptying systems
- B64D37/28—Control thereof
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя основан на подаче теплоты в баки с остатками компонентов топлива в жидкой и газообразной фазах, газа наддува, и утилизацию продуктов газификации. В бак окислителя (О) подают газ пропан из автономной емкости и осуществляют зажигание пропано-кислородной смеси. Осуществляют совместную подачу смеси продуктов газификации из бака О и пропана из автономной емкости в бак горючего (Г). Осуществляют зажигание этой смеси в баке Г. Оставшиеся продукты газификации в баке О утилизируют путем подачи в газореактивные сопла. Устройство для реализации способа содержит баки Г и О, соединительные магистрали низкого давления между баками О и Г, шар-баллон, соединенный магистралями с баками О и Г с управляющими клапанами и системой ввода и зажигания в баках О и Г. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности процесса газификации остатков компонентов топливной пары кислород-керосин. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения взрывобезопасности отработавших ступеней (ОС) ракет-носителей (РН) с остатками криогенных компонентов ракетного топлива (КРТ) в топливных баках, а также для использования извлеченных энергетических ресурсов, находящихся в остатках КРТ, например, для реализации маневра перевода верхних ОС на орбиты утилизации или управляемого спуска нижних ОС при их движении на траектории спуска.
Известен ряд технических решений по обеспечению взрывобезопасности ОС с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) на основе газификации жидких остатков КРТ, т.е. превращением их в газовую фазу и их выброс через дренажные клапаны и дренажные магистрали, например, техническое решение, основанное на газификации самовоспламеняющихся компонентов топлива в баках РН после выключения маршевого ЖРД, например, патент RU 2359876, опубл. 27.06.2009 г. «Способ очистки отделяющейся части ракеты от жидких токсичных остатков КРТ и устройство для его осуществления».
Прототипом предлагаемого способа является техническое решение по патенту №2028468, опубл. 09.02.1995 г.«Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты» для самовоспламеняющихся компонентов ракетного топлива: окислителя азотного тетраксида (AT) и горючего несимметричного диметилгидразина (НДМГ). Данный способ включает следующие операции: после останова двигателя часть жидкого НДМГ подают в магистраль AT низкого давления, а газообразные продукты разложения AT при достижении предельно допустимого давления в баке AT направляют в бак с остатками НДМГ и осуществляют сброс продуктов взаимодействия в окружающее пространство.
Практически реализация способа-прототипа представляет собой подачу теплоты в баки на основе введения самовоспламеняющихся КРТ в соответствующие баки.
К недостаткам этого технического решения при применении его для газификации остатков жидких КРТ кислорода и керосина относятся:
- топливная пара кислород-керосин не являются самовоспламеняющейся;
- система наддува баков в рассматриваемом случае использует холодный газ гелий с температурой ~ 90K, а в прототипе используется горячая химическая система наддува с температурой газа наддува ~ 450K.
Целью предлагаемого технического решения является исключение указанных недостатков и повышение эффективности процесса газификации остатков компонентов топливной пары кислород-керосин, что достигается за счет того, что в способе газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя, основанном на подаче теплоты в баки с остатками компонентов топлива в жидкой и газообразной фазах, газа наддува, и утилизацию продуктов газификации, вводят дополнительные действия:
- в бак окислителя О 2 подают пропан из автономной емкости 7 и осуществляют зажигание пропано-кислородной смеси в системе зажигания 8, при этом количество пропана определяют из условия получения необходимого количества теплоты для полного испарения жидких остатков кислорода и, при достижении заданного давления в баке О, определяемого из условий прочности бака О и обеспечения перетока необходимого количества продуктов газификации из бака О в бак горючего Г, осуществляют совместную подачу смеси продуктов газификации из бака О и пропана из автономной емкости в бак горючего Г, осуществляют зажигание этой смеси в баке горючего Г, при этом количество смеси определяют из условия получения необходимого количества теплоты для полного испарения жидких остатков керосина,
- а оставшиеся продукты газификации в баке О утилизируют путем подачи в газореактивные сопла, и,
- по достижению заданного давления в баке горючего Г, определяемого условиями прочности бака горючего Г (далее «баки О и Г»), утилизируют путем подачи в газореактивные сопла.
Реализация способа.
Существо предлагаемого способа и устройств, их реализующих, поясняется фиг. 1, на которой приведена общая схема газификации остатков КРТ в баках О и Г на основе использования пропана.
После выключения маршевого ЖРД 1 в баках О 2 и Г 3 остаются жидкие невырабатываемые остатки КРТ 4,5 и, соответственно, газ наддува гелий и пары КРТ. По команде из системы управления открывается управляемый клапан 6 и пропан из емкости 7 с секундным массовым расходом 
(τ) подается через систему зажигания и горения 8 в баке О, где он смешивается с парами кислорода, зажигается и начинается процесс диффузного горения, по аналогии с горением факела в воздушной среде.
Газ пропан С3Н8 выбран в качестве горючего для сжигания в баке О в парах кислорода исходя из его физико-химических свойств, широкого применения в топливных системах. Температура его замерзания 85К, что близко к температуре паров жидкого кислорода (94К при температуре кипения 90К, см. [кн. 1] Н.Л. Глинка. Общая химия. Издание 16-е, переработанное. "Химия". М. 1973 г.).
Необходимая масса газа пропана в емкости 7 определяется из условия получения количества теплоты, необходимой для полного испарения жидких остатков кислорода 
, т.к. они находятся в состоянии кипения, затрат на нагрев остатков кислорода до температуры кипения не требуется, и необходимая масса пропана определится из уравнения:
Теплотехнические характеристики КРТ, такие как теплоемкость, температура кипения, теплоты парообразования, удельная теплота сгорания зависят от давления, при котором реализуется процесс. В настоящее время существует значительный объем информации в виде графиков, номограмм, эмпирических зависимостей, например, [кн. 1].
Для инженерных оценок примем независимость теплотехнических характеристик керосина и кислорода от давления, на последующих этапах расчета параметров системы газификации эти зависимости будут уточнены.
Пример 1. Бак О первой ступени РН типа «Союз-2.1.в» объемом 74 м3, и величинах остатков кислорода 900 кг, давлении 1,8 атм и температуре 92К, массе гелия 40 кг.
В соответствии с формулой (1) потребуется:
Количество кислорода, необходимое для обеспечения процесса горения пропана, определяется из уравнения горения [кн. 1]:
отсюда стехиометрический коэффициент равен 5 (по молям), а по массе составляет 3.6363. Для сжигания 4,01 кг пропана потребуется ~ 4.01-3,6363=14,6 кг кислорода.
При этом в баке О образуются вода в виде льда ~ 4 кг, СО2 ~ 12 кг (в твердом состоянии при температурах, близких к температуре кипения жидкого кислорода).
Соответственно, давление в баке О повысится до величины, рассчитываемой по формуле Менделеева-Клайперона.
Для обеспечения перетока продуктов газификации из бака О (ПГo) в бак Г 3 через магистраль 10, снабженную управляемым клапаном 9, в систему ввода пропана и ПГo в бак и Г и зажигания смеси 11 необходимо обеспечение перепада давления между баками О и Г, определяемого из условий прочности бака О и обеспечения необходимой скорости перетока необходимого количества ПГo 
из бака О в бак Г для сжигания с пропаном и получения количества теплоты, необходимой для полного испарения остатков жидкого керосина.
При достижении давления в баке О величины 
осуществляют подачу ПГo через управляемый клапан 9, магистраль 10 совместно пропаном, подаваемым из емкости 7 через управляемый клапан 12 и магистраль 13 в систему зажигания 11, размещенную в баке Г 3.
Предварительные оценки по баку Г показывают, что давление в баке Г на момент выключения маршевого ЖРД составляет ~ 2,8 атм, поэтому давление 
должно быть более этой величины, например, порядка ~ 3,3 атм.
Массы пропана и кислорода, необходимые для получения количества теплоты, необходимой для нагрева до температуры кипения и испарения жидких остатков керосина mker4, находящегося под давлением (начальное давление в баке Г ~ 2,8 атм) определяются из уравнения:
где: 
(г) - массовый секундный расход паров кислорода, τ - текущее время подачи кислорода, 0<τ<τох; Jker, cker, ΔT - удельная теплота парообразования керосина, теплоемкость, разница температур кипения и испарения керосина; 
- удельная теплота сгорания керосина в кислороде [kJ/kg].
Учитывая тот факт, что в состав ПГo входит не чистый кислород, а смесь паров кислорода и гелия, то масса 
будет больше на величину массы гелия, однако, на начало процесса газификации в баке О в составе ПГo будет находиться только 25% паров кислорода и его концентрация будет быстро возрастать. Общая масса ПГo, подаваемая в бак Г, будет:
где: τ2 - время подачи ПГo из бака О в бак Г; 
- количество кислорода, определяемое в соответствии с (4); 
- количество гелия.
Пример 2. Для бака Г первой ступени РН типа «Союз-2.1.в» объемом 58 м3 и величинах остатков керосина 400 кг, давлении 2,8 атм и температуре 280К, массе гелия 35 кг необходимое количество кислорода и бака О в соответствии с формулой (2) составит 
кг, а соответствующее количество пропана составит ~ 7,45 кг. При расчете этих величин была учтена необходимость нагрева гелия, находящегося в баке Г, до температуры кипения керосина.
В соответствии с (5) величина 
будет отличаться от рассчитанной величины 
кг на величину:
где: 
- текущий массовый расход гелия в процессе перетока продуктов газификации из бака О в бак Г.
При расчете пневмогидравлической схемы системы газификации определяются диаметры магистралей подачи пропана в баки О, Г, диаметры магистрали для подачи продуктов газификации из бака О, Г текущая концентрация гелия, массовые секундные расходы пропана в баки О и Г.
Устройство.
В качестве прототипа используется устройство, реализующее способ, выбранный в качестве прототипа способа (патент №2028468, опубл. 09.02.1995 г. «Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты».
Дополнительные доработки ОС заключаются в разработке и установке шар-баллона с мембраной и автоматикой для подачи компонента горючего (НДМГ), клапана, газовода из бака с О в бак с Г, и обеспечение невключения клапана в магистрали Г по команде ГК.
Недостатками данного устройства для реализации предлагаемого способа являются:
- использование токсичного компонента топлива (НДМГ);
- шар-баллон рассчитан на взаимодействие только с окислителем;
- отсутствует система зажигания в баках.
Эти недостатки исключаются за счет того, что в устройство, содержащее баки горючего Г и окислителя О, дополнительно введены шар-баллон, соединенный магистралями с баками О и Г с управляющими клапанами и системой ввода и зажигания в баках О и Г.
Реализация устройства
На чертеже представлена схема предлагаемого устройства.
Составляющие устройства в настоящее время широко используются в ракетно-космической технике, например, системы ввода топливных смесей и зажигания компонентов топлива кислород-керосин достаточно хорошо отработаны, например, в жидкостных ракетных двигателях, двигателях внутреннего сгорания. Шар-баллоны с мембранами, управляемые клапана также являются отработанными и высоконадежными устройствами.
Применение предлагаемого способа и устройства позволяет обеспечить извлечение практически полностью неиспользуемых остатков топлива в баках и использовать их для целей повышения тактико-технических характеристик РН, использования для маневра, обеспечивающего снижение техногенного воздействия пусков РН на окружающую среду.
Повышение тактико-технических характеристик РН (масса выводимого полезного груза, расширение диапазонов наклонений орбит, стоимость выведения) достигается за счет следующих дополнительных приобретаемых свойств:
- использование невырабатываемых остатков топлива за счет их извлечения из топливных баков позволяет получить дополнительную энергетику;
- утилизация извлеченных ресурсов, в виде газифицированных продуктов, например, сброс через газореактивные сопла, маршевый ЖРД позволяет совершать маневр отработавших нижних ступеней РН в заданные районы падения с очень высокой точностью (до десятков метров), а для верхних отработавших ступеней обеспечить многократное (в десятки раз) снижение размеров площадей районов падения, тем самым снимать ограничения по районам падения при выведении РН, увеличивая массу полезного груза за счет оптимизации траекторий выведения;
- снижение площадей районов падения позволяет снизить затраты, поиск отработавших ступеней, плату за их обслуживание, их аренду, что также входит в стоимость пуска.
Данное техническое решение позволяет повысить эффективность процесса газификации остатков компонентов топливной пары кислород-керосин. Снизить техногенное воздействие пуков РН за счет предотвращения взрывов отработавших орбитальных ступеней и обеспечить кардинальное снижение площадей районов падения.
Claims (2)
1. Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя, основанный на подаче теплоты в баки с остатками компонентов топлива в жидкой и газообразной фазах, газа наддува, и утилизацию продуктов газификации, отличающийся тем, что в бак окислителя (О) подают газ пропан из автономной емкости и осуществляют зажигание пропано-кислородной смеси, при этом количество пропана определяют из условия получения необходимого количества теплоты для полного испарения жидких остатков кислорода и, при достижении заданного давления в баке О, определяемого из условия обеспечения перетока необходимого количества продуктов газификации из бака О в бак Г, осуществляют совместную подачу смеси продуктов газификации из бака О и пропана из автономной емкости в бак горючего (Г), осуществляют зажигание этой смеси в баке Г, при этом количество смеси определяют из условия получения необходимого количества теплоты для полного испарения жидких остатков керосина, а оставшиеся продукты газификации в баке О утилизируют путем подачи в газореактивные сопла, и, по достижению заданного давления в баке Г, определяемого условиями прочности бака Г, утилизируют путем подачи в газореактивные сопла.
2. Устройство для реализации способа по п. 1, содержащее баки горючего и окислителя, соединительные магистрали низкого давления между баками О и Г, отличающееся тем, что дополнительно введены шар-баллон, соединенный магистралями с баками О и Г с управляющими клапанами и системой ввода и зажигания в баках О и Г.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017122557A RU2654235C1 (ru) | 2017-06-26 | 2017-06-26 | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017122557A RU2654235C1 (ru) | 2017-06-26 | 2017-06-26 | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2654235C1 true RU2654235C1 (ru) | 2018-05-17 |
Family
ID=62153066
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017122557A RU2654235C1 (ru) | 2017-06-26 | 2017-06-26 | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2654235C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2709291C1 (ru) * | 2019-06-06 | 2019-12-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5251852A (en) * | 1991-09-06 | 1993-10-12 | General Electric Company | Thermal fuel transfer and tank isolation to reduce unusable fuel |
| RU2028468C1 (ru) * | 1991-06-19 | 1995-02-09 | Омский политехнический институт | Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты |
| RU2522536C1 (ru) * | 2012-12-07 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
-
2017
- 2017-06-26 RU RU2017122557A patent/RU2654235C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2028468C1 (ru) * | 1991-06-19 | 1995-02-09 | Омский политехнический институт | Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты |
| US5251852A (en) * | 1991-09-06 | 1993-10-12 | General Electric Company | Thermal fuel transfer and tank isolation to reduce unusable fuel |
| RU2522536C1 (ru) * | 2012-12-07 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2709291C1 (ru) * | 2019-06-06 | 2019-12-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3597923A (en) | Rocket propulsion system | |
| US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
| RU2303154C2 (ru) | Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива | |
| US3525223A (en) | Thermodynamic rocket process using alkali metal fuels in a two phase flow | |
| RU2667529C2 (ru) | Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя | |
| FR2976626A1 (fr) | Ensemble propulsif cryogenique | |
| JP2007205353A (ja) | ラムジェット／スクラムジェットエンジン始動装置及びその方法 | |
| US5794435A (en) | Stable-combustion oxidizer vaporizer for hybrid rockets | |
| US11408376B2 (en) | Thrust augmentation of an additively manufactured hybrid rocket system using secondary oxidizer injection | |
| US20160108855A1 (en) | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine | |
| RU2642938C2 (ru) | Ракетный двигатель в сборе | |
| RU2654235C1 (ru) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
| US2637161A (en) | Process of ignition for rockets and the like | |
| Haeseler et al. | Recent developments for future launch vehicle LOX/HC rocket engines | |
| Vaught et al. | Investigation of solid-fuel, dual-mode combustion ramjets | |
| Wickman | In-situ Mars rocket and jet engines burning carbon dioxide | |
| CN110410233A (zh) | 多组元封装式点火器 | |
| RU172588U1 (ru) | Трехкомпонентная жидкостная ракетная установка на криогенных экологически чистых компонентах | |
| RU2709291C1 (ru) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
| KR20090073642A (ko) | 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓이 결합된복합사이클 추진 시스템 및 그 운전방법 | |
| Li et al. | Study on electrical ignition characteristics of ammonium dinitramide (ADN)-based liquid propellant droplet in nitrous oxide environment | |
| Takada et al. | Ignition and flame-holding characteristics of 60wt% hydrogen peroxide in a CAMUI-type hybrid rocket fuel | |
| Pinto et al. | Green gelled propellant highly throtteable rocket motor and gas generator technology: status and application | |
| RU2538190C1 (ru) | Двигательная установка реактивной системы управления летательного аппарата | |
| Haeseler et al. | Non-toxic propellants for future advanced launcher propulsion systems |